KR101522212B1

KR101522212B1 - Shell

Info

Publication number: KR101522212B1
Application number: KR1020140196015A
Authority: KR
Inventors: 배주현; 김완주
Original assignee: 국방과학연구소
Priority date: 2014-12-31
Filing date: 2014-12-31
Publication date: 2015-05-21
Also published as: US9541361B2; US20160187112A1

Abstract

The present invention relates to a shell comprising: a shell body; control wings having drive shafts and rotationally installed on the external circumferential surface of the shell body; auxiliary wings having shaft connecting portions combined with the inside of the drive shafts to move in the direction of the shaft, and installed inside the control wings to come in and out; fixing units for the auxiliary wings having fixing protrusions fixedly arranged in a direction of intersecting the shaft connecting portions to be coupled to or uncoupled from the shaft connecting portions in accordance with rotation angles of the drive shafts, and selectively fixing the auxiliary wings; and spread units for the auxiliary wings installed inside the drive shafts, and providing a driving force to spread the auxiliary wings outside the control wings when uncoupling the shaft connecting portions and the fixing protrusions.

Description

Shell {SHELL}

본 발명은 포탄에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 포탄을 유도조종하기 위해서 포탄에 장착되는 조종날개에 관한 것이다.Field of the Invention [0002] The present invention relates to a shell, and more particularly, to a control wing mounted on a shell for induction control of the shell.

포탄은 대포의 포신에 장전된 추진 장약의 폭발로 발생하는 화약가스의 폭발압력에 의해 목표물에 발사되어 목표물을 파괴 및 살상하는데 사용된다.The shell is fired at the target by the explosive pressure of the gunpowder gas generated by the explosion of the propulsion charge loaded in the gun of the cannon, and it is used to destroy and kill the target.

포탄은 적절한 충격을 받거나 폭파 조건에 부합하는 경우(예,목표물에 근접하는 경우)에 터지도록 앞쪽에 신관을 구비하여, 대포에서 발사된 후 신관의 점화에 따른 내부 폭발에 의해 목표물을 파괴 및 살상할 수 있다.The shell is equipped with a fuse on the front so that it fires when it is subjected to an appropriate impact or if it meets the conditions of the blast (eg, when it is close to the target). The fuse is destroyed and destroyed by an internal explosion, can do.

최근에, 추진 장약의 폭발압력 외에 포탄 내부에 장착한 소형 로켓모터를 이용하여 사거리를 연장하고, GPS를 이용하여 좀 더 정확하게 목표물에 명중될 수 있도록 고안된 사거리연장 유도포탄(Extended-Range Guided Munition)이 개발되고 있다.Recently, the explosion pressure of the propulsion charge has been increased, the range has been extended by using a small rocket motor mounted inside the shell, and the Extended Range Guided Munition, which is designed to hit the target more precisely using GPS, Is being developed.

상기 사거리연장 유도포탄은 포탄에 조종날개를 장착하고, GPS 및 관성항법장치(INS) 등을 탑재하여 포탄 발사 후 비행 도중에 탄착점을 수정할 수 있다.The range extension guided shell can be equipped with a control wing on the shell, and a GPS and an inertial navigation unit (INS) mounted thereon to correct the point of impact during the flight after launching the shell.

상기 조종날개의 조종 성능을 높이기 위해서는 조종날개를 크게 하는 방법이 있으나, 포의 내부 직경에 의해 조종날개를 크게 제작하는데 제약이 뒤따르며, 특히 조종날개가 커질수록 포탄이 받는 항력 또한 커지기 때문에 사거리가 줄어드는 단점이 있다.In order to increase the maneuverability of the control wing, there is a method of enlarging the control wing. However, there is a limitation in manufacturing the control wing by the inner diameter of the can, and in particular, as the control wing becomes larger, There is a drawback that it shrinks.

경우에 따라, 조종날개가 포탄 내부에 탑재되어 있다가 특정시점에 전개되는 방법도 있으나, 날개를 조종하는 구동장치와 간섭되지 않도록 별도의 내부 공간 및 날개 전개장치가 추가적으로 필요하다.In some cases, there is a method in which the control wing is mounted inside the shell and then deployed at a specific time, but a separate internal space and a vane deployment device are additionally needed to prevent interference with the drive device that controls the wing.

따라서, 본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출한 것으로서, 조종날개의 면적을 선택적으로 확장시켜 비행 시 항력을 증가시키지 않으면서 조종 성능을 향상시킬 수 있는 포탄을 제공하는 것을 기술적 과제로 삼고 있다.SUMMARY OF THE INVENTION Accordingly, the present invention has been made to solve the above-mentioned problems, and it is an object of the present invention to provide a shell capable of selectively expanding an area of a control wing to improve steering performance without increasing drag have.

상기한 기술적 과제를 달성하기 위해, 본 발명의 일 실시예에 따른 포탄은, 포탄몸체; 구동축을 구비하여, 상기 포탄몸체의 외주면에 회전가능하게 장착되는 조종날개; 상기 구동축의 내부에 축방향으로 이동가능하게 결합되는 축연결부를 구비하고, 상기 조종날개의 내부에 인입 및 인출가능하게 설치되는 보조날개; 상기 구동축의 회전각도에 따라 상기 축연결부와 체결 또는 체결 해제되도록 상기 축연결부와 교차되는 방향으로 고정 배치된 고정돌기를 구비하여, 상기 보조날개를 선택적으로 고정하는 보조날개 고정유닛; 및 상기 구동축의 내부에 설치되고, 상기 축연결부와 상기 고정돌기의 체결 해제 시 상기 보조날개를 상기 조종날개의 외부로 전개시키기 위한 동력을 제공하는 보조날개 전개유닛을 포함할 수 있다.According to an aspect of the present invention, there is provided a shell comprising: a shell body; A control blade having a drive shaft, the control blade being rotatably mounted on an outer circumferential surface of the shell body; An auxiliary blade having a shaft connection portion movably coupled to the drive shaft in the axial direction and installed to be able to be drawn in and drawn out from the control blade; An auxiliary vane fixing unit having a fixing protrusion fixedly arranged in a direction intersecting with the shaft connecting portion so as to be engaged or disengaged with the shaft connecting portion according to a rotation angle of the driving shaft, And an auxiliary vane deployment unit installed in the drive shaft and providing power for deploying the auxiliary vane to the outside of the control vane when the shaft coupling portion and the fixing protrusion are disengaged.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 보조날개는, 상기 고정돌기가 삽입가능하도록 상기 축연결부의 측면에 형성된 록킹홈을 구비하고, 상기 록킹홈을 통해 상기 고정돌기에 걸림에 따라 상기 조종날개의 내부에 인입된 상태로 고정될 수 있다.According to an example of the present invention, the auxiliary blade has a locking groove formed in a side surface of the shaft connecting portion so that the fixing protrusion can be inserted therein, And can be fixed in a state of being drawn into the inside.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 구동축은 내주면에 축방향을 따라 오목하게 형성된 가이드홈을 구비할 수 있다.According to an embodiment of the present invention, the drive shaft may have a guide groove formed in the inner peripheral surface thereof so as to be concave along the axial direction.

또한, 상기 보조날개는, 상기 축연결부의 단부에 상기 구동축의 내주면을 향해 돌출형성되어, 상기 가이드홈을 따라 이동하는 가이드돌기를 구비할 수 있다.The auxiliary wing may include a guide protrusion protruding toward an inner circumferential surface of the drive shaft at an end of the shaft connection portion and moving along the guide groove.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 구동축은, 상기 가이드홈의 일단부에 형성되어, 상기 가이드돌기가 상기 가이드홈에서 이탈되는 것을 방지하는 스톱퍼를 구비할 수 있다.According to an example of the present invention, the drive shaft may include a stopper formed at one end of the guide groove, the stopper preventing the guide protrusion from being detached from the guide groove.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 가이드돌기 및 상기 스톱퍼는 각각 영구자석을 내장하여, 상기 가이드돌기가 상기 스톱퍼와 인접하게 위치할 때 상기 영구자석의 자기력에 의해 서로 고정될 수 있다.According to an embodiment of the present invention, the guide protrusion and the stopper each include a permanent magnet, and can be fixed to each other by the magnetic force of the permanent magnet when the guide protrusion is positioned adjacent to the stopper.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 보조날개는, 상기 포탄몸체가 탄도 비행을 하는 동안 상기 조종날개에 인입되고, 탄도비행구간에서 유도비행구간으로 이동하는 시점에 상기 보조날개 전개유닛에 의해 상기 조종날개의 외부로 전개될 수 있다.According to an embodiment of the present invention, the auxiliary wing is inserted into the control wing during ballistic flight, and at the time when the ball is moved from the ballistic flight section to the induction flight section, Can be deployed outside the control wing.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 보조날개 전개유닛은, 상기 보조날개의 축연결부와 상기 구동축 사이에 설치되어, 상기 보조날개를 탄성지지하는 압축스프링으로 마련될 수 있다.According to an example of the present invention, the auxiliary blade expansion unit may be provided as a compression spring installed between the shaft connection portion of the auxiliary blade and the drive shaft, and elastically supporting the auxiliary blade.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 고정돌기는, 상기 보조날개 고정유닛의 내부에 적어도 둘 이상 이격되게 형성될 수 있다.According to an example of the present invention, the fixing protrusion may be formed at least two or more apart from the inside of the auxiliary vane fixing unit.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 조종날개는, 상기 구동축의 일단부를 직경방향으로 관통하도록 결합되는 구동부 연결축을 구비하여, 상기 포탄몸체의 내부에 설치된 구동부로부터 동력을 전달받아 회전될 수 있다.According to an embodiment of the present invention, the control vane includes a driving unit connection shaft coupled to penetrate one end of the driving shaft in the radial direction, and can be rotated by receiving power from a driving unit installed in the inside of the body.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 구동축은, 상기 고정돌기가 내부에 관통 삽입되도록, 측면에 원주방향을 따라 형성된 돌기삽입홀을 구비할 수 있다.According to an example of the present invention, the driving shaft may include a projection insertion hole formed in a circumferential direction on a side surface thereof so that the fixing projection is inserted into the inside of the driving shaft.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 고정돌기와 상기 가이드돌기를 서로 교차되게 배치될 수 있다.According to an example of the present invention, the fixing protrusions and the guide protrusions may be disposed to intersect with each other.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 보조날개 고정유닛은, 상기 고정돌기를 지지하며, 상기 구동축의 외측면과 이격되도록 상기 포탄몸체의 내부에 고정 설치되는 고정부를 포함하고, 상기 고정돌기는, 상기 고정부의 내주면에서 반경방향으로 연장 형성될 수 있다.According to an example of the present invention, the auxiliary blade fixing unit includes a fixing part that supports the fixing protrusion and is fixed to the inside of the shell body so as to be separated from the outer surface of the driving shaft, And may extend in the radial direction from the inner peripheral surface of the fixing portion.

상기한 바와 같이, 본 발명의 포탄에 의하면, 탄도비행구간에서 보조날개를 조종날개의 내부에 고정시켜 항력을 최소화할 수 있고, 유도비행구간에서는 별도의 구동장치 없이 보조날개를 확장시킬 수 있다.As described above, according to the shell of the present invention, it is possible to minimize the drag by fixing the auxiliary wing to the inside of the control wing in the ballistic flight section, and to extend the auxiliary wing without a separate driving device in the induction flight section.

또한, 보조날개를 확장시키는 시점을 조종날개의 구동시점으로 조절할 수 있다.Further, the time point at which the auxiliary blade is extended can be adjusted to the driving timing of the control blade.

또한, 조종날개의 면적에 의해 발생하는 포탄의 사거리 감소를 최소화할 수 있는 장점이 있다.Further, there is an advantage that the reduction of the range of the shell caused by the area of the control blade can be minimized.

도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 보조날개가 확장된 포탄을 보여주는 개념도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 보조날개가 조종날개의 내부에 삽입된 모습을 보여주는 사시도이다.
도 3은 도 2에서 조종날개의 내부에 장착된 보조날개의 모습을 보여주는 사시도이다.
도 4a 내지 도 4d는 도 3에서 보조날개가 전개될 때 작동되는 모습을 보여주는 작동상태도이다.
도 5는 도 2에서 보조날개가 조종날개 외부로 전개된 모습을 보여주는 사시도이다.1 is a conceptual diagram showing an expanded shell of an auxiliary wing according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a perspective view showing a state in which an auxiliary blade according to an embodiment of the present invention is inserted into a control blade. FIG.
FIG. 3 is a perspective view showing an auxiliary wing mounted inside the control wing in FIG. 2. FIG.
Figs. 4A to 4D are operational states showing operations when the auxiliary vane is deployed in Fig. 3; Fig.
FIG. 5 is a perspective view showing a state in which the auxiliary wing is deployed outside the control wing in FIG. 2. FIG.

이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 실시예에 대해 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명하기로 한다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings, which will be readily apparent to those skilled in the art to which the present invention pertains.

첨부한 도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 보조날개(30)가 확장된 포탄(10)을 보여주는 개념도이다.FIG. 1 is a conceptual view showing an expanded shell 10 of an auxiliary wing 30 according to an embodiment of the present invention.

본 발명은 비행하는 동안 항력을 최소화하면서 조종날개(20)의 조종 성능을 향상시킨 포탄(10)에 관한 것이다.The present invention relates to a shell (10) that improves the steering performance of the control wing (20) while minimizing drag during flight.

상기 포탄(10)은 포탄몸체(11)와 조종날개(20)를 포함한다.The shell 10 includes a shell body 11 and a control blade 20.

포탄몸체(11)는 원통형으로 이루어질 수 있고, 원통형의 몸체 앞쪽에 신관을 구비할 수 있다.The shell body 11 may have a cylindrical shape, and may have a fascia in front of a cylindrical body.

조종날개(20)는 포탄몸체(11)에 회전가능하게 구비되어, 날개각의 회전에 따라 포탄몸체(11)를 정해진 이동경로로 유도할 수 있다.The control blade 20 is rotatably provided on the shell body 11 so that the shell body 11 can be guided to a predetermined movement path according to the rotation of the blade angle.

상기 조종날개(20)는 포탄몸체(11)의 내부에 회전가능하게 설치된 구동축(50)을 구비하여 포탄몸체(11)의 측면에 결합되며, 상기 구동축(50)을 중심으로 조종날개(20)가 회전할 수 있다.The control blade 20 has a drive shaft 50 rotatably installed in the shell body 11 and is coupled to a side surface of the shell body 11. The control blade 20 is connected to the control blade 20 around the drive shaft 50, Can rotate.

상기 조종날개(20)는 도 1에 도시한 바와 같이 내부에서 인출가능하게 결합된 보조날개(30)를 구비할 수 있다.The control vane 20 may have an auxiliary vane 30 coupled to the control vane 20 so as to be withdrawn from the inside as shown in Fig.

상기 보조날개(30)는 포탄(10)의 탄도비행구간에서 조종날개(20)의 내부에 인입된 상태로 고정될 수 있고, 포탄(10)의 유도비행구간에서 별도의 구동장치 없이 조종날개(20) 외부로 인출 및 전개되어 조종날개(20)의 조종면적이 크게 확장되도록 보조할 수 있다.The auxiliary blade 30 can be fixed in a state of being drawn into the control blade 20 in the ball flight section of the shell 10 and can be fixed to the control blade 20 so that the steering area of the steering wing 20 is greatly expanded.

여기서, 상기 탄도비행구간은 포탄(10)이 발사되기 전에 포물선 등과 같이 이미 정해진 비행 경로로 비행하는 구간을 말한다.Here, the ballistic flight section refers to a section in which a flight is performed on a predetermined flight path such as a parabola before the shell 10 is fired.

상기 유도비행구간은 포탄(10)이 발사된 후 목표물의 명중을 위해 비행 환경 등 기타 요인에 따라 탄도 수정이 요구될 경우에 비행 경로를 바꾸어 목포물로 향하도록 유도하는 구간을 의미한다.The induction flight section refers to a section in which the flight path is changed and directed to the Mokpo water when the ballistic correction is required according to other factors such as flight environment to hit the target after the shell 10 is fired.

상기 포탄(10)은 목표물에 명중되기 전까지 비행함에 있어서, 탄도비행구간에서는 포탄(10)이 공기 중에서 받는 항력을 최소화시키며, 유도비행구간에서는 보조날개(30)의 전개를 통해 조종날개(20)의 조종면적을 확장시켜 포탄(10)의 조종성능을 향상시킬 필요가 있다.In the induction flight section, the maneuvering blade 20 is moved through the expansion of the auxiliary wing 30 to minimize the drag force of the shell 10 in the air during the balloon flight section, It is necessary to improve the maneuverability of the cannon 10 by expanding the maneuvering area of the cannon 10.

이를 위해, 본 발명에서는 유도비행구간에서 별도의 구동장치 없이 조종날개(20)의 조종면적을 확장시킬 수 있는 보조날개(30)를 제공하고자 한다.To this end, it is desirable to provide an auxiliary vane (30) capable of extending the steering area of the control vanes (20) without a separate drive device in the induction flight section.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 보조날개(30)가 조종날개(20)의 내부에 삽입된 모습을 보여주는 사시도이고, 도 3은 도 2에서 조종날개(20)의 내부에 장착된 보조날개(30)의 모습을 보여주는 사시도이다.FIG. 2 is a perspective view showing a state in which the auxiliary vane 30 according to the embodiment of the present invention is inserted into the control vane 20. FIG. 3 is a perspective view of the auxiliary vane 30 installed in the inside of the control vane 20 And is a perspective view showing a state of the wings (30).

도 2를 참조하면, 본 발명에 따른 포탄(10)의 조종날개(20)는 내부에 인입가능하게 설치된 보조날개(30)를 구비할 수 있다.Referring to FIG. 2, the control blade 20 of the can 10 according to the present invention may have an auxiliary blade 30 installed therein.

상기 보조날개(30)가 조종날개(20) 내부에 인입된 상태로, 포탄(10)이 탄도비행구간에서 비행하는 경우에, 공기 중에서 받는 포탄(10)의 항력이 최소화될 수 있다.The drag force of the cannon 10 received in the air can be minimized when the cannon 10 is flying in the balloon flight section with the auxiliary vane 30 being drawn into the control vane 20. [

상기 조종날개(20)는 일측에 구동축(50)을 구비하여 포탄몸체(11)의 외측면에 회전가능하게 지지될 수 있다.The control vane 20 can be rotatably supported on the outer surface of the shell body 11 by having a drive shaft 50 on one side.

상기 구동축(50)은 포탄몸체(11)의 내부에 설치될 수 있다.The drive shaft (50) may be installed inside the shell body (11).

상기 조종날개(20)는 사다리꼴 형상으로 이루어질 수 있다. 하지만, 사거리 및 조종 성능 향상을 위해 다양한 형상으로 이루어질 수 있음은 물론이다.The control vane 20 may have a trapezoidal shape. However, it goes without saying that various shapes may be used to improve the range and the steering performance.

또한, 상기 조종날개(20)는 내부에 보조날개(30)를 수용할 수 있도록 납작한 튜브 형상으로 이루어질 수 있다.In addition, the control vane 20 may have a flat tube shape to accommodate the auxiliary vane 30 therein.

상기 조종날개(20)의 일측(도면에서 보면 하측임)에 구동축(50)이 구비되고, 상기 조종날개(20)의 타측(도면에서 보면 상측임)에서 보조날개(30)가 인출 및 인입될 수 있도록 개구부가 형성될 수 있다.A driving shaft 50 is provided on one side (lower side in the drawing) of the control blade 20 and an auxiliary blade 30 is drawn and drawn from the other side of the control blade 20 An opening may be formed.

상기 구동축(50)은 속이 빈 원통형의 중공축으로 이루어질 수 있다.The drive shaft 50 may be hollow hollow cylindrical hollow shaft.

상기 구동축(50)은 하단에 직경방향으로 관통결합되는 구동부 연결축(61)을 구비할 수 있다.The driving shaft 50 may include a driving shaft connecting shaft 61 connected to the lower end of the driving shaft 50 in the radial direction.

상기 구동부 연결축(61)은 포탄몸체(11)의 내부에 설치된 구동부(60) 혹은 액츄에이터와 연결되어 동력을 구동축(50)에 전달할 수 있다.The driving unit connecting shaft 61 is connected to a driving unit 60 or an actuator provided inside the shell body 11 to transmit power to the driving shaft 50.

상기 구동부(60) 혹은 액츄에이터는 모터 및 실린더기구 등을 포함할 수 있다.The driving unit 60 or the actuator may include a motor, a cylinder mechanism, and the like.

예를 들면, 상기 모터의 동력을 구동부 연결축(61)에 전달하기 위해, 모터 및 구동부 연결축(61)을 연결하도록, 풀리, 벨트(혹은 체인), 및 기어(베벨기어 등) 중 채택된 적어도 하나 이상의 동력전달요소를 더 구비할 수 있다.A belt (or a chain), and a gear (a bevel gear, etc.) so as to connect the motor and the drive portion connecting shaft 61 to transmit the power of the motor to the drive portion connecting shaft 61, And may further include at least one or more power transmission elements.

또한, 상기 실린더기구의 동력을 구동부 연결축(61)에 전달하기 위해, 실린더 기구와 구동부 연결축(61)을 연결하도록 링크류를 더 구비할 수 있다.Further, in order to transmit the power of the cylinder mechanism to the driving portion connecting shaft 61, a link flow may be further provided to connect the cylinder mechanism and the driving portion connecting shaft 61.

일 실시예에 의하면, 본 발명은 보조날개(30)가 조종날개(20)의 내부에 인입 및 인출가능하도록 선택적으로 보조날개(30)를 고정하는 보조날개 고정유닛(40)과, 상기 보조날개(30)의 고정 해제 시 상기 보조날개(30)를 상기 조종날개(20)의 외부로 전개시키기 위한 동력을 제공하는 보조날개 전개유닛(70) 등을 포함할 수 있다.According to one embodiment of the present invention, the present invention is characterized in that the auxiliary vane fixing unit 40 for selectively fixing the auxiliary vane 30 so that the auxiliary vane 30 can be drawn into and drawn out from the inside of the control vane 20, And an auxiliary vane expanding unit 70 for providing power for expanding the auxiliary vane 30 to the outside of the control vane 20 when the first vane 30 is released.

상기 보조날개 고정유닛(40)은 구동축(50)의 외측면과 이격되도록 구동축(50) 외부에 배치되는 링 형태로 마련될 수 있다.The auxiliary blade fixing unit 40 may be provided in a ring shape disposed on the outside of the driving shaft 50 so as to be spaced apart from the outer surface of the driving shaft 50.

상기 보조날개(30), 보조날개 고정유닛(40) 및 보조날개 전개유닛(70) 등 이와 관련된 구성요소의 상세한 설명을 위해, 도 3을 참조하기로 한다.For a detailed description of these components, such as the auxiliary vane 30, the auxiliary vane securing unit 40, and the auxiliary vane deployment unit 70, reference is made to Fig.

상기 보조날개(30)는, 조종날개(20)의 상측에 형성된 개구부를 통해 삽입가능하도록, 도면 기준으로 그 가로길이 및 두께가 상기 개구부의 길이 및 개구 두께보다 약간 작게 형성될 수 있다.The auxiliary wing 30 may be formed such that the width and the thickness thereof are slightly smaller than the length and the opening thickness of the opening so as to be insertable through the opening formed on the upper side of the control vane 20. [

또한, 상기 보조날개(30)는, 조종날개(20)의 내부에 완전히 삽입되면서 조종날개(20)의 조종면적을 최대한 많이 확장할 수 있도록, 도면 기준으로 그 높이가 조종날개(20)의 높이보다 약간 작거나 동일 또는 유사하게 형성될 수 있다.The auxiliary vane 30 is inserted into the control vane 20 so that the height of the auxiliary vane 30 can be increased to the height of the control vane 20 May be formed to be slightly smaller, the same or similar to each other.

상기 보조날개(30)는 조종날개(20)에 구비되어 조종날개(20)와 동일한 회전각도로 회전할 수 있다.The auxiliary vane 30 may be provided in the control vane 20 and rotated at the same rotation angle as the control vane 20.

상기 보조날개(30)는, 저면 일측에 일체로 돌출형성된 축연결부(31)를 구비하여, 구동축(50)과 연결될 수 있다.The auxiliary vane 30 may include a shaft connecting portion 31 integrally formed on one side of the bottom surface thereof and connected to the driving shaft 50.

상기 조종날개(20)는, 보조날개(30)의 축연결부(31)를 매개로, 구동축(50)과 연결될 수 있다.The control vane 20 can be connected to the drive shaft 50 through the shaft connecting portion 31 of the auxiliary vane 30.

상기 축연결부(31)는 보조날개(30)의 저면 일측에서 연장되며, 조종날개(20)의 저면 일측에 형성된 장홀을 통해 구동축(50)의 내부로 삽입될 수 있다.The shaft connection portion 31 extends from one side of the bottom surface of the auxiliary vane 30 and can be inserted into the drive shaft 50 through an elongated hole formed at one side of the bottom surface of the control vane 20.

상기 보조날개 고정유닛(40)은 링 형상으로 이루어진 고정부(41)와, 고정부(41)의 내주면에서 반경중심방향으로 연장된 적어도 두 개의 고정돌기(42)를 구비할 수 있다.The auxiliary blade fixing unit 40 may include a ring-shaped fixing portion 41 and at least two fixing protrusions 42 extending in the radial direction from the inner peripheral surface of the fixing portion 41.

상기 고정부(41)는 링 형상 외에도 다각형 등 다양한 형태로 이루어질 수 있다.The fixing portion 41 may have various shapes such as a polygonal shape as well as a ring shape.

이때, 상기 고정돌기(42)는 고정부(41)의 중심부에서 서로 간격을 두고 이격되게 형성될 수 있다.At this time, the fixing protrusions 42 may be spaced apart from each other at the center of the fixing portion 41.

상기 고정부(41)는 구동축(50)의 외부에 배치되고, 별도의 고정부재(미도시)에 의해 포탄몸체(11)의 내부에 고정되게 설치될 수 있다.The fixing portion 41 may be disposed outside the driving shaft 50 and may be fixed to the inside of the body 11 by a separate fixing member (not shown).

상기 고정돌기(42)는 구동축(50)의 내부에 삽입된 보조날개(30)의 축연결부(31)와 선택적으로 체결되도록 구동축(50)을 관통할 수 있다.The fixing protrusion 42 may penetrate the driving shaft 50 to selectively engage with the shaft connecting portion 31 of the auxiliary vane 30 inserted into the driving shaft 50.

상기 구동축(50)의 측면에 원주방향을 따라 돌기삽입홀(51)이 형성되어, 고정돌기(42)가 돌기삽입홀(51)을 통해 구동축(50)을 관통하며, 구동축(50)이 회전할 때 고정돌기(42)와의 간섭을 회피할 수 있다.A projection insertion hole 51 is formed in the side surface of the driving shaft 50 so that the fixing projection 42 penetrates the driving shaft 50 through the projection insertion hole 51 and the driving shaft 50 rotates The interference with the fixing protrusion 42 can be avoided.

상기 고정돌기(42)와 축연결부(31)는 구동축(50)의 내부에서 서로 교차되게 배치될 수 있다. 즉, 상기 고정돌기(42)는 구동축(50)의 반경방향으로 연장되고, 축연결부(31)는 축방향으로 연장될 수 있다.The fixing protrusions 42 and the shaft connecting portions 31 may be disposed so as to intersect with each other inside the driving shaft 50. That is, the fixing protrusions 42 extend in the radial direction of the driving shaft 50, and the shaft connecting portion 31 can extend in the axial direction.

이 경우, 축연결부(31)의 하단부 양측단부에 록킹홈(32)이 형성되고, 상기 고정돌기(42)가 록킹홈(32)에 삽입되어 체결됨에 따라 보조날개(30)가 조종날개(20)의 내부에 인입된 상태로 고정될 수 있다.In this case, a locking groove 32 is formed at both ends of the lower end of the shaft connecting portion 31. As the fixing protrusion 42 is inserted into the locking groove 32 and fastened, the auxiliary wing 30 is inserted into the locking wing 20 As shown in FIG.

또한, 보조날개 전개유닛(70)은 별도의 구동장치 없이 보조날개(30)를 조종날개(20) 외부로 전개시키는 역할을 수행한다.The auxiliary vane development unit 70 also serves to deploy the auxiliary vane 30 to the outside of the control vane 20 without a separate drive device.

상기 보조날개 전개유닛(70)은 압축스프링(71)으로 마련될 수 있다.The auxiliary vane expanding unit 70 may be provided with a compression spring 71.

상기 압축스프링(71)은 구동축(50)의 내부에 설치될 수 있다.The compression spring 71 may be installed inside the drive shaft 50.

상기 압축스프링(71)은 구동부 연결축(61)과 축연결부(31) 사이에 배치될 수 있다.The compression spring 71 may be disposed between the driving part connecting shaft 61 and the shaft connecting part 31.

상기 압축스프링(71)은, 이의 일단부가 구동축(50)의 내부에 고정되고 이의 타단부가 축연결부(31)의 하단에 고정되어, 보조날개(30)가 조종날개(20)의 내부에 인입 및 인출가능하게 탄성지지할 수 있다.One end of the compression spring 71 is fixed to the inside of the drive shaft 50 and the other end of the compression spring 71 is fixed to the lower end of the shaft connecting portion 31 so that the auxiliary wing 30 is inserted into the control wing 20 And can be elastically supported so as to be drawn out.

예를 들어, 상기 압축스프링(71)이 압축된 상태로 조종날개(20)의 내부에 인입된 보조날개(30)를 지지하고 있다가, 보조날개 고정유닛(40)이 잠금 해제됨에 따라, 즉 고정부(41)의 고정돌기(42)와 축연결부(31)의 록킹홈(32)이 서로 잠금 해제됨에 따라, 압축스프링(71)의 탄성복원력에 의해 보조날개(30)가 조종날개(20) 외부로 인출될 수 있다.For example, the compression spring 71 supports the auxiliary vane 30 that is drawn into the control vane 20 in a compressed state, and the auxiliary vane holding unit 40 is unlocked, that is, The resilient restoring force of the compression spring 71 causes the auxiliary wing 30 to be released from the control wing 20 (20) by the locking protrusion 42 of the fixing portion 41 and the locking groove 32 of the shaft connecting portion 31, ) Can be drawn out.

일 실시예에 의하면, 본 발명은 보조날개(30)의 직선이동을 가이드 하기 위해 구동축(50)의 내주면에 가이드홈(52)을 구비할 수 있다.According to an embodiment of the present invention, the guide groove 52 may be provided on the inner circumferential surface of the drive shaft 50 to guide the linear movement of the auxiliary vane 30.

상기 가이드홈(52)은 구동축(50)의 길이방향을 따라 형성될 수 있다.The guide groove 52 may be formed along the longitudinal direction of the drive shaft 50.

또한, 상기 보조날개(30)는 축연결부(31)의 하단 일면에서 구동축(50)의 반경방향으로 돌출형성된 가이드돌기(33)를 구비할 수 있다.The auxiliary vane 30 may include a guide protrusion 33 protruding in a radial direction of the drive shaft 50 from a lower surface of the shaft connecting portion 31.

상기 가이드돌기(33)는 구동축(50)의 가이드홈(52)에 슬라이드가능하게 결합되어, 가이드홈(52)을 따라 구동축(50)의 축방향으로 이동하며, 보조날개(30)가 인입 및 인출될 수 있다.The guide protrusion 33 is slidably engaged with the guide groove 52 of the drive shaft 50 and moves along the guide groove 52 in the axial direction of the drive shaft 50, Can be withdrawn.

여기서, 상기 가이드홈(52)의 일단부에 스톱퍼(53)가 형성되어, 보조날개(30)의 인출 시 가이드돌기(33)가 스톱퍼(53)에 걸림으로 구동축(50)에서 이탈되는 것을 방지할 수 있다.A stopper 53 is formed at one end of the guide groove 52 to prevent the guide protrusion 33 from being disengaged from the drive shaft 50 when the auxiliary wing 30 is pulled out by the stopper 53 can do.

또한, 상기 가이드돌기(33)의 적어도 일부, 예를 들면 가이드홈(52)에 삽입되는 가이드돌기(33)의 단부에 영구자석(미도시)이 설치될 수 있다.A permanent magnet (not shown) may be provided at an end of the guide protrusion 33 inserted into at least a part of the guide protrusion 33, for example, the guide groove 52.

또한, 상기 스톱퍼(53)의 적어도 일부, 예를 들면 가이드돌기(33)와 접하게 될 스톱퍼(53)의 아래쪽 부분에 영구자석(미도시)이 설치될 수 있다.A permanent magnet (not shown) may be installed on at least a part of the stopper 53, for example, a lower portion of the stopper 53 to be brought into contact with the guide protrusion 33.

상기 가이드돌기(33)는 스톱퍼(53)와 인접하게 위치할 때 영구자석의 자기력에 의해 스톱퍼(53)에 고정될 수 있다.The guide protrusion 33 may be fixed to the stopper 53 by the magnetic force of the permanent magnet when the guide protrusion 33 is positioned adjacent to the stopper 53.

상기 조종날개(20)와 보조날개(30)는 가이드돌기(33) 및 가이드홈(52)의 결합에 의해 구동축(50)으로부터 회전력을 전달받을 수 있다.The control vane 20 and the auxiliary vane 30 can receive rotational force from the drive shaft 50 by the engagement of the guide protrusion 33 and the guide groove 52.

예를 들어, 상기 구동축(50)이 회전하면서 구동축(50)의 내부에 형성된 가이드홈(52)이 회전하고, 가이드홈(52)에 결합된 가이드돌기(33)가 회전하며, 가이드돌기(33)와 연결된 축연결부(31)가 회전하며, 축연결부(31)와 일체로 형성된 보조날개(30) 및 보조날개(30)가 수용된 조종날개(20)가 일체로 작동될 수 있다.For example, when the drive shaft 50 rotates, the guide groove 52 formed in the drive shaft 50 rotates, the guide protrusion 33 coupled to the guide groove 52 rotates, and the guide protrusion 33 And the auxiliary vane 30 integrally formed with the shaft connecting portion 31 and the control vane 20 accommodating the auxiliary vane 30 can be operated integrally with each other.

상기 가이드돌기(33)는 적어도 한 개 이상 형성될 수 있다.At least one or more guide protrusions 33 may be formed.

예를 들면, 두 개의 가이드돌기(33)가 축연결부(31)의 일면과 타면에 각각 형성되거나, 한 개의 가이드돌기(33)가 축연결부(31)의 하단에 형성된 결합홈에 관통 결합될 수 있다.For example, two guide projections 33 may be respectively formed on one surface and the other surface of the shaft connecting portion 31, or one guide protrusion 33 may be coupled to a coupling groove formed on the lower end of the shaft connecting portion 31 have.

상기 가이드돌기(33) 및 고정돌기(42)는 서로 교차되게 배치될 수 있다.The guide protrusions 33 and the fixing protrusions 42 may be disposed so as to intersect with each other.

예를 들면, 가이드돌기(33)는 플레이트(plate) 형태로 이루어진 축연결부(31)의 플레이트면에 수직하게 형성되고, 고정돌기(42)는 고정부(41)의 내주면에서 반경방향으로 연장되어 축연결부(31)의 플레이트면의 폭 방향 연장선상에 배치될 수 있다.For example, the guide protrusion 33 is formed perpendicular to the plate surface of the shaft connecting portion 31 in the form of a plate, and the fixing protrusion 42 extends in the radial direction on the inner peripheral surface of the fixing portion 41 And may be disposed on an extending line in the width direction of the plate surface of the shaft connecting portion 31.

이에 의해, 상기 구동축(50)이 0도 ~약 90도 범위 내에서 회전시 가이드돌기(33)가 고정돌기(42)와의 간섭을 회피할 수 있다.Thus, when the drive shaft 50 rotates within a range of 0 to 90 degrees, the guide protrusion 33 can avoid interference with the fixing protrusion 42. [

이하, 상기 구동축(50)에 구비된 보조날개 고정유닛(40) 및 전개유닛의 작동 메카니즘을 살펴보기로 한다.Hereinafter, an operation mechanism of the auxiliary blade fixing unit 40 and the developing unit provided on the driving shaft 50 will be described.

도 4a 내지 도 4d는 도 3에서 보조날개(30)가 전개될 때 작동되는 모습을 보여주는 작동상태도이다.Figs. 4A to 4D are operational states showing how the auxiliary vane 30 is operated when the auxiliary vane 30 is deployed in Fig. 3. Fig.

도 4a는 보조날개(30)가 조종날개(20)의 내부에 인입된 상태에서 보조날개(30)가 보조날개 고정유닛(40)에 의해 고정된 모습니다.4A shows a state in which the auxiliary vane 30 is fixed by the auxiliary vane fixing unit 40 in a state in which the auxiliary vane 30 is drawn into the inside of the control vane 20. Fig.

도 4a에 도시한 바와 같이, 고정돌기(42)가 보조날개(30)의 축연결부(31)에 형성된 록킹홈(32)에 삽입 체결됨에 따라 보조날개(30)가 조종날개(20)의 내부에 인입된 상태로 고정될 수 있다.4A, as the fixing protrusion 42 is inserted into the locking groove 32 formed in the shaft connecting portion 31 of the auxiliary vane 30, the auxiliary vane 30 is inserted into the inside of the control vane 20 As shown in FIG.

여기서, 상기 포탄(10)이 탄도비행구간에서 유도비행구간으로 이동하는 시점에서, 상기 조종날개(20)가 구동부(60)로부터 동력을 전달받아 유도조종될 수 있다. Here, at the time when the shell 10 moves from the trajectory flight section to the induction flight section, the steering wing 20 receives the power from the driving section 60 and can be guided.

상기 유도조정구간에서 구동부(60)에서 발생된 동력은 구동부 연결축(61)을 통해 구동축(50)에 전달될 수 있다.The power generated in the driving unit 60 during the induction adjustment period may be transmitted to the driving shaft 50 through the driving unit connecting shaft 61.

상기 구동축(50)이 회전하면, 가이드홈(52) 및 가이드돌기(33)를 통해 전달되는 회전력에 의해 축연결부(31)가 회전하면서 축연결부(31)의 하단부에 형성된 록킹홈(32)이 고정돌기(42)과 분리되므로 록킹 해제된다.When the drive shaft 50 rotates, the shaft connecting portion 31 is rotated by the rotational force transmitted through the guide groove 52 and the guide protrusion 33, and the locking groove 32 formed at the lower end of the shaft connecting portion 31 It is separated from the fixing protrusion 42 and is unlocked.

상기 록킹 해제되는 순간, 도 4b 내지 도 4d에 도시한 바와 같이 압축스프링(71)에 저장된 탄성복원력에 의해 축연결부(31)의 가이드돌기(42)가 구동축(50)의 내측에 형성된 가이드홈(52)을 따라 이동함에 따라 보조날개(30)가 조종날개(20)의 외부로 인출 및 전개되는 것이다.The guide protrusion 42 of the shaft connecting portion 31 is inserted into the guide groove formed in the inner side of the drive shaft 50 by the resilient restoring force stored in the compression spring 71 as shown in Figs. 4B to 4D 52, the auxiliary vane 30 is drawn out and deployed outside the control vane 20.

도 5는 도 2에서 보조날개(30)가 조종날개(20) 외부로 전개된 모습을 보여주는 사시도이다.5 is a perspective view showing the auxiliary vane 30 deployed outside the control vane 20 in Fig.

이로써, 탄도비행구간에서는 보조날개(30)를 조종날개(20)의 내부에 고정시켜 항력을 최소화할 수 있고, 유도비행구간에서 조종날개(20)를 작동시키면 조종날개(20)를 구동시키는 구동부(60)로부터 구동부 연결축(61)을 통해 전달되는 회전력에 의해 구동축(50)을 회전시키고, 보조날개 고정유닛(40)이 잠금 해제되어 별도의 구동장치 없이 압축스프링(71)에 의해 보조날개(30)를 조종날개(20) 외부로 전개시킬 수 있다.Thus, in the ballistic flight section, the auxiliary blade 30 can be fixed to the inside of the control blade 20 to minimize the drag. When the control blade 20 is operated in the induction flight section, The driving shaft 50 is rotated by the rotational force transmitted from the driving shaft connecting shaft 61 through the driving shaft connecting shaft 61 and the auxiliary wing fixing unit 40 is unlocked, (30) can be deployed outside the control vane (20).

또한, 보조날개(30)를 확장(전개)시키는 시점을 조종날개(20)의 구동시점으로 조절할 수 있고, 유도비행구간에서 보조날개(30)가 전개되고 탄도비행구간에서는 보조날개가 전개되지 않으므로, 조종날개(20)의 면적 증가에 따른 포탄(10)의 항력 증가 및 사거리 감소를 최소화할 수 있는 장점이 있다.Further, since the timing for extending (expanding) the auxiliary vane 30 can be adjusted to the driving timing of the control vane 20, the auxiliary vane 30 is deployed in the induction flight section and the auxiliary vane is not deployed in the trajectory flight section It is possible to minimize the increase in the drag force and the reduction in the range of the cannon 10 as the area of the control blade 20 increases.

이상으로 본 발명의 실시예에 대해 상세히 설명하였는바, 본 발명의 권리범위는 상술한 실시예에 한정되지 않으며, 다음의 특허청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 포함된다.
While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the scope of the present invention is not limited to the disclosed exemplary embodiments. Modified forms are also included within the scope of the present invention.

10 : 포탄
11 : 포탄몸체
20 : 조종날개
30 : 보조날개
31 : 축연결부
32 : 록킹홈
33 : 가이드돌기
40 : 보조날개 고정유닛
41 : 고정부
42 : 고정돌기
50 : 구동축
51 : 돌기삽입홀
52 : 가이드홈
53 : 스톱퍼
60 : 구동부
61 : 구동부 연결축
70 : 보조날개 전개유닛
71 : 압축스프링10: Shell
11: shell body
20: Control wing
30: Auxiliary wing
31:
32: Locking groove
33: Guide protrusion
40: Auxiliary blade fixing unit
41:
42: Fixing projection
50: drive shaft
51: projection insertion hole
52: Guide groove
53: Stopper
60:
61:
70: Auxiliary blade deployment unit
71: Compression spring

Claims

Shell body;
A drive shaft rotatably installed inside the shell body;
A control vane mounted on the drive shaft so as to be rotatable together with the drive shaft;
An auxiliary blade having a shaft connection portion movably coupled to the drive shaft in an axial direction and installed in the control blade in an axial direction so as to be able to be drawn in and drawn out;
An auxiliary vane fixing unit having a fixing protrusion fixedly arranged in a direction intersecting with the shaft connecting portion so as to be engaged or disengaged with the shaft connecting portion according to a rotation angle of the driving shaft, And
An auxiliary vane expanding unit installed inside the drive shaft and providing power for expanding the auxiliary vane to the outside of the control vane when the shaft coupling portion and the fixing protrusion are disengaged;
Wherein the shell comprises a plurality of shells.

The method according to claim 1,
The auxiliary blade has a locking groove formed in a side surface of the shaft connecting portion so that the fixing protrusion can be inserted and is fixed in a state of being drawn into the control blade according to the engagement with the fixing projection through the locking groove Featuring shells.

The method according to claim 1,
Wherein the drive shaft has a guide groove recessed along the axial direction on an inner peripheral surface thereof,
The auxiliary blade
And a guide protrusion protruding toward an inner circumferential surface of the drive shaft at an end of the shaft connection portion and moving along the guide groove.

The method of claim 3,
The drive shaft
And a stopper formed at one end of the guide groove to prevent the guide protrusion from being detached from the guide groove.

5. The method of claim 4,
Wherein the guide protrusion and the stopper each include a permanent magnet and are fixed to each other by a magnetic force of the permanent magnet when the guide protrusion is positioned adjacent to the stopper.

The method of claim 3,
The auxiliary blade
Wherein the cannula is deployed to the outside of the control vane by the auxiliary vane deployment unit at a point of time when the body of the bullet is in flight and is moved into the control vane and moves to the induction flight section in the trajectory flight section.

The method according to claim 1,
Wherein said auxiliary blade expansion unit comprises:
And a compression spring installed between the shaft connecting portion of the auxiliary blade and the drive shaft and elastically supporting the auxiliary blade.

The method of claim 3,
Wherein the fixing protrusions are formed so as to be separated from each other by at least two inside the auxiliary vane fixing unit.

The method of claim 3,
The control wing
And a drive unit connection shaft coupled to penetrate one end of the drive shaft in a radial direction, wherein the drive shaft is rotated by receiving power from a drive unit installed in the shell body.

The method according to claim 1,
The drive shaft
And a protrusion insertion hole formed along a circumferential direction on the side surface so that the fixing protrusion is inserted through the inside.

The method of claim 3,
Wherein the fixing protrusions and the guide protrusions are disposed so as to cross each other.

The method according to claim 1,
The auxiliary blade fixing unit includes:
And a fixing unit that supports the fixing protrusion and is fixed to the inside of the shell body so as to be separated from the outer surface of the driving shaft,
Wherein the fixing protrusion is formed to extend radially in the inner peripheral surface of the fixing portion.